CN201025458Y - 高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置 - Google Patents

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CN201025458Y CNU2007201036171U CN200720103617U CN201025458Y CN 201025458 Y CN201025458 Y CN 201025458Y CN U2007201036171 U CNU2007201036171 U CN U2007201036171U CN 200720103617 U CN200720103617 U CN 200720103617U CN 201025458 Y CN201025458 Y CN 201025458Y
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杨嘉陵
高镇同
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宋凯
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Abstract

高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置，包括测温用热电偶、钛合金金属薄片与计算机。使用耐高温的钛合金金属薄片，垂直于热电偶丝的方向，压在热电偶丝前端焊点前部的热电偶丝上，用电容放电法将钛合金金属薄片点焊在高速飞行器金属薄壁表面，金属薄片上的焊点数大于12个。由于在热电偶丝前端安装了横向的钛合金金属薄片，并实施了多点焊接加固措施，在高速飞行器高温气动热模拟试验测温过程中，避免了昂贵的高速飞行器金属薄壁试件因通常做法引起的测温热电偶丝前端单点开焊造成的试验失控与失败。该装置结构简单，为导弹等高速飞行器热强度校核试验的安全性提供了可靠保证。

Description

高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置
技术领域
本实用新型涉及一种高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置，防止测温热电偶丝因高速飞行器金属外壳表面产生剧烈的高温热变形，引起的热电偶丝与金属壳体脱焊现象，保证昂贵的导弹等高速飞行器高温热强度试验温度测、控结果可靠。
背景技术
导弹等高速飞行器高速飞行时，其弹体表面温度的动态变化量是研究弹体材料是否能抵抗高速飞行时的高温热冲击的关键参数，测量与记录在高速热流场中，导弹表面温度的实时变化，对于弹体的热防护与安全设计有着非常重要的意义。导弹等高速飞行器在高速飞行时，外壁表面与空气剧烈摩擦，当飞行速度超过3个马赫数时，其弹头表面会产生500度以上的气动热场。当飞行速度超过6个马赫数时，其弹翼表面温度会达到上千度。在进行地面模拟时必须准确测量与控制弹头、翼面、弹体、舵机等部件外表面温度的动态变化过程。
测量导弹等高速飞行器耐高温金属结构的表面温度时，一般用点焊机把测温热电偶丝直接点焊在耐高温的金属外壳表面。既将两根热电偶丝的最前端通过瞬间高压放电点焊方法焊接在高速飞行器的金属壁面上，每根热电偶丝的前端仅有一个焊点，两根热电偶丝最前端的两个点焊点之间的距离小于1mm。由于导弹发射时的初速度很大，弹头表面温度场变化极快，温度上升速率可达每秒几十度，甚至上百度。为了能准确测量弹头表面温度场的快速变化，避免由粗直径热电偶丝带来的测温滞后现象，高速测温采用的热电偶丝直径很细，一般小于0.5mm。由于导弹高速热冲击试验的高温热环境(外壳表面温度可达600-1000℃)，使得钛合金、高温钢等高速飞行器金属外壳表面产生剧烈的热膨胀变形，在试验过程中会出现单点焊接的热电偶丝与金属壳体脱焊，造成热环境失控与试验失败。由于高温试验会引起严重的结构热变形，对于同一弹体往往不能重复进行高温热试验，每次试验得到的测试数据都极为宝贵。并且，导弹等高速飞行器试验部件的价格非常昂贵，为了避免高速飞行器热强度试验中，因测温热电偶丝开焊造成的试验失败与巨大经济损失。必须开发新的高速飞行器高温气动热模拟试验金属材料表面高温测量保护装置，以保证试验的可靠性。
实用新型内容
本实用新型的目的，提供一种在高速飞行器高温气动热模拟试验测温过程中，能保证热电偶测温可靠性的装置，避免昂贵的高速飞行器金属薄壁试件因测温热电偶丝开焊造成试验失控与失败。该装置结构简单，为导弹等高速飞行器热强度校核试验的安全性提供可靠保证。
本实用新型解决其技术问题所采用的技术方案是：高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置，其特征在于包括：一对测温用热电偶丝、金属薄片、焊点、高速飞行器耐高温薄壁金属壳、导线与计算机，将两根即一对热电偶丝距离最前端的部位通过电容放电点焊方法焊接在高速飞行器耐高温薄壁金属壳上形成焊点，金属薄片紧压在热电偶丝前端焊点前部预留下的热电偶丝上面，其方向垂直于热电偶丝，采用电容放电法将金属薄片多点焊接在高速飞行器金属薄壁表面上，热电偶丝前端感知到高速飞行器耐高温薄壁金属壳表面的温度变化，并将温度变化转变为电信号，经导线送入计算机进行存储与的计算，测得高速飞行器耐高温薄壁金属壳表面温度的高速动态变化。
所述的一对测温热电偶丝上套有陶瓷绝缘套管。
所述的紧压在热电偶丝前端焊点前部的金属薄片为耐高温800-1000℃金属薄片，可以用钛合金等；所述的金属薄片的厚0.05-0.15mm，宽2-3mm，长15-25mm；所述的金属薄片上的焊点数大于12个。
所述的将一对热电偶丝距离最前端6-7mm处的部位通过电容放电点焊方法焊接在金属壁面上形成焊点；所述的紧压在热电偶丝前端焊点前部预留下的一段距离长为6-7mm。
本实用新型与现有技术相比的有益效果是：
(1)由于对热电偶丝前端施行了横向金属薄片和多点焊接加固，在高速飞行器高温气动热模拟试验测温过程中，保证了高温试验过程中热电偶丝测温的可靠性，既使在众多焊点中有个别焊点在试验中开焊，也不会影响测温、控温试验的可靠性，避免了昂贵的高速飞行器金属薄壁试件因测温热电偶丝的单点开焊造成的试验失控与失败。
(2)本实用新型结构简单，为导弹等高速飞行器热强度校核试验的安全性提供了可靠保证。
附图说明
图1是本实用新型的结构示意图；
图2是本实用新型测温热电偶前端加固方式的局部放大结构示意图。
具体实施方式
如图1、2所示，本实用新型由一对测温用热电偶丝1、陶瓷绝缘管2、钛合金金属薄片3、焊点4、高速飞行器耐高温薄壁金属壳5、导线6与计算机7组成，将两根热电偶丝1距离最前端约6mm处的部位通过高压放电点焊方法焊接在金属壁面上形成焊点4，使用一片0.1mm厚，2mm宽，20mm长的钛合金金属薄片3，紧压在热电偶丝1前端焊点4前部留下的一段6mm长的热电偶丝1上面，安装方向垂直于热电偶丝1。用电容放电法将钛合金金属薄片3焊接在高速飞行器金属薄壁表面5，金属薄片3上的焊点数大于12个。当使用高温红外辐射加热方式模拟高速飞行器的高热流密度气动热环境时，热电偶丝1前端迅速感知高速飞行器耐高温薄壁金属壳5表面的温度变化，并将温度变化转变为电信号，经导线6送入计算机7进行存储与的计算，测得高速飞行器耐高温薄壁金属壳5表面温度的高速动态变化。由于在热电偶前端采用了多焊点加固措施，使用新方法加固的热电偶测温点在导弹等高速飞行器高热流密度冲击试验的高温热环境下，即使飞行器金属外壳表面温度达到800-1000℃，还从未发生过测、控温失效的情况，有效地保证了昂贵的导弹等高速飞行器热强度试验的可靠性。

Claims (8)

1.高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置，其特征在于包括：一对测温用热电偶丝(1)、金属薄片(3)、焊点(4)、高速飞行器耐高温薄壁金属壳(5)、导线(6)与计算机(7)，将两根即一对热电偶丝(1)距离最前端的部位通过电容放电点焊方法焊接在高速飞行器耐高温薄壁金属壳(5)上形成焊点(4)，金属薄片(3)紧压在热电偶丝(1)前端焊点(4)前部预留下的热电偶丝(1)上面，其方向垂直于热电偶丝(1)，采用电容放电法将金属薄片(3)多点焊接在高速飞行器金属薄壁表面(5)上，热电偶丝(1)前端感知到高速飞行器耐高温薄壁金属壳(5)表面的温度变化，并将温度变化转变为电信号，经导线(6)送入计算机(7)进行存储与的计算，测得高速飞行器耐高温薄壁金属壳(5)表面温度的高速动态变化。
2.根据权利要求1所述的高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置，其特征在于：所述的一对测温热电偶丝(1)上套有陶瓷绝缘套管(2)。
3.根据权利要求1或2所述的高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置，其特征在于：所述的金属薄片(3)为耐高温800-1000℃金属薄片。
4.根据权利要求1或2所述的高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置，其特征在于：所述的紧压在热电偶丝(1)前端焊点(4)前部的金属薄片(3)为钛合金。
5.根据权利要求1或2所述的高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置，其特征在于：所述的金属薄片(3)的厚0.05-0.15mm，宽2-3mm，长15-25mm。
6.根据权利要求1或2所述的高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置，其特征在于：所述的金属薄片(3)上的焊点数大于12个。
7.根据权利要求1或2所述的高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置，其特征在于：所述的将一对热电偶丝(1)距离最前端6-7mm处的部位通过电容放电点焊方法焊接在金属壁面上形成焊点(4)。
8.根据权利要求1或2所述的高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置，其特征在于：所述的紧压在热电偶丝(1)前端焊点(4)前部预留下的一段距离长为6-7mm。
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